CA3058614A1

CA3058614A1 - Method for checking the maximum available power of a turbine engine of an aircraft equipped with two turbine engines

Info

Publication number: CA3058614A1
Application number: CA3058614A
Authority: CA
Inventors: Pierre DARFEUIL; Patrick Marconi; Caroline SEVE
Original assignee: Safran Helicopter Engines SAS
Current assignee: Safran Helicopter Engines SAS
Priority date: 2017-04-03
Filing date: 2018-03-30
Publication date: 2018-10-11
Also published as: PL3607190T3; EP3607190B1; EP3607190A1; US11459960B2; CN110621858B; CN110621858A; FR3064680B1; US20210108578A1; FR3064680A1; WO2018185409A1

Abstract

The invention concerns a method (100) for checking the maximum available power of a turbine engine (11, 12) of an aircraft (10) equipped with two turbine engines (11, 12) configured to operate in parallel and together to supply a necessary power (P1 +2) to the aircraft during a flight phase, said method comprising the following steps:- placing one of the turbine engines (11, 12) in a maximum take-off power regime (PMD), and - adjusting a power (P2 , P1) supplied by the other turbine engine (12, 11), such that the turbine engines (11, 12) continue to supply the necessary power (P1 +2) to the aircraft during the flight phase; - determining a power (P1, P2) supplied by the turbine engine (11, 12) placed in the maximum take-off power regime (PMD), and - processing the supplied power (P1, P2) determined in this way, in order to deduce a piece of information relating to the maximum available power.

Description

Procédé de vérification de la puissance maximale disponible d'une turbomachine d'un aéronef équipé de deux turbomachines DOMAINE TECHNIQUE
La présente invention concerne un procédé de vérification de la puissance maximale disponible d'une turbomachine d'un aéronef, notamment d'un hélicoptère, comprenant deux turbomachines fonctionnant en parallèle.
ETAT DE L'ART
D'une manière connue, un hélicoptère est équipé de deux turbomachines fonctionnant en parallèle, chacune étant conçue de manière surdimensionnée pour pouvoir maintenir l'hélicoptère en vol en cas de panne de l'autre turbomachine.
Dans ces régimes de fonctionnement dédiés à la gestion d'une turbomachine inopérante, appelés régime 0E1 (acronyme en terminologie anglo-saxonne de One Engine Inoperative ), la turbomachine valide fournit une puissance bien au-delà de sa puissance nominale pour permettre à l'hélicoptère de poursuivre son vol et de se poser dans des conditions sûres.
A titre d'exemple, le diagramme illustré en figure 1 représente la variation de puissance totale requise Pw en fonction du temps t pour mener à bien une mission de récupération de naufragés à l'aide d'un hélicoptère comprenant deux turbomachines. Cette mission comprend six phases principales :
¨ une phase de décollage A qui peut aller jusqu'à utiliser la puissance PMD
dite maximale au décollage ;
¨ une phase de vol de croisière B jusqu'à la zone de recherche effectuée à une puissance inférieure à la puissance PMD;
¨ une phase de recherche C dans la zone de recherche à basse altitude au-dessus de l'eau qui s'effectue à une puissance faible, inférieure à la puissance PMD et à la puissance de la phase B, de sorte à maximiser le temps d'exploration ; Method for verifying the maximum available power of a turbomachine an aircraft equipped with two turbomachines TECHNICAL AREA
The present invention relates to a method of checking the power maximum available from a turbomachine of an aircraft, in particular a helicopter, comprising two turbomachines operating in parallel.
STATE OF THE ART
In a known manner, a helicopter is equipped with two turbomachines operating in parallel, each being oversized for ability to maintain the helicopter in flight in case of failure of the other turbine engine.
In these operating modes dedicated to the management of a turbomachine inoperative, referred to as the 0E1 scheme (acronym in English terminology One Engine Inoperative), the valid turbomachine provides power well au beyond its rated power to allow the helicopter to continue its flight and to land in safe conditions.
By way of example, the diagram illustrated in FIG. 1 represents the variation of total power required Pw as a function of time t to carry out a shipwreck recovery mission using a helicopter with two turbomachinery. This mission comprises six main phases:
¨ a take-off phase A who can go so far as to use the power PMD
so-called maximum take-off;
¨ Cruise flight phase B to the search zone done at a power below the PMD power;
¨ a C search phase in the low altitude search area above the water that is at a low power, less than the power PMD and the power of phase B, so as to maximize the time exploration;

2 ¨ une phase de récupération des naufragés D en vol stationnaire qui peut nécessiter une puissance de l'ordre de celle déployée au décollage ;
¨ une phase de retour à la base E comparable au vol de croisière B en termes de puissance ; et ¨ une phase d'atterrissage F qui peut aller jusqu'à utiliser la puissance PMD dite maximale au décollage.
Par PMD on comprendra ici la Puissance Maximale au Décollage, c'est-à-dire la puissance maximale pouvant être utilisée lors des phases de décollage ou d'atterrissage pendant 5 minutes maximum.
Le diagramme de la figure 1 illustre en particulier que les phases de décollage A, de vol stationnaire D et d'atterrissage F nécessitent que les turbomachines délivrent une puissance importante par rapport aux autres phases de vol.
On comprendra donc qu'en cas de panne d'une des turbomachines, il est primordial de s'assurer que l'autre des turbomachines puisse fournir une puissance suffisante pour assurer les phases de décollage A, de vol stationnaire D ou d'atterrissage F, afin d'éviter que l'hélicoptère par manque de puissance n'amorce une descente en milieu hostile. Cette puissance suffisante correspond à la puissance des régimes OE1.
Or, il est n'est pas possible de tester un aéronef en régime 0E1 dans la mesure où, à un tel régime, la turbomachine valide fournit un niveau de puissance bien supérieur à la PMD, et s'en trouve par conséquent endommagée de sorte que la turbomachine ne peut plus être utilisée sans une action de maintenance lourde.
Par ailleurs, la disponibilité de la puissance PMD n'est pas vérifiée à chaque décollage. En effet, il arrive fréquemment que les conditions de décollage (masse, conditions ambiantes, aire d'évolution, classe de performance) ne nécessitent pas que les turbomachines fournissent la puissance PMD, le pilote cherchant généralement à minimiser la charge des turbomachines dans un souci d'économie. 2 ¨ a recovery phase of shipwrecked D hovering who can require a power of the order of that deployed at takeoff;
¨ a return phase to base E comparable to cruise flight B en power terms; and a phase F landing that can go up to use the power PMD called maximum take-off.
By PMD we will understand here the Maximum Power at Takeoff, that is ie the maximum power that can be used during the phases of takeoff or landing for 5 minutes maximum.
The diagram in FIG. 1 illustrates in particular that the phases of A takeoff, hovering D and landing F require that the turbomachines deliver significant power compared to other phases flight.
It will therefore be understood that in the event of failure of one of the turbomachines, it is important to ensure that the other turbine engine can provide a power sufficient to ensure the take-off phases A, hovering D or F landing, to prevent the helicopter from lack of power no primer a descent into a hostile environment. This sufficient power corresponds to the power of schemes OE1.
However, it is not possible to test an aircraft in the 0E1 regime in the where, at such a regime, the valid turbine engine provides a level of power well above the PMD, and is therefore damaged so that the turbomachine can no longer be used without a maintenance action heavy.
In addition, the availability of PMD power is not verified at each lift-off. Indeed, it often happens that the conditions of takeoff (mass, ambient conditions, area of evolution, performance class) do not require not that turbomachines provide PMD power, the pilot seeking generally to minimize the load of turbomachines for the sake of economy.

3 Il a donc été nécessaire de développer des stratégies pour s'assurer de la disponibilité de la puissance maximale en régime 0E1 pour chacune des turbomachines.
Lorsque cela est possible sans entraîner un endommagement des turbomachines, une première stratégie consiste à effectuer, au cours d'un vol technique, par exemple toutes les 500 heures de vol, un contrôle de la vitesse de rotation maximale de chacune des turbomachines. Ce contrôle de la vitesse de rotation maximale des turbomachines est ensuite complété par un contrôle EPC
dit de disponibilité de puissance (acronyme en terminologie anglo-saxonne de Engine Power Check ) réalisé au cours d'un vol commercial, par exemple quotidiennement. Au cours de ce contrôle EPC, on effectue à une puissance donnée une série de mesures de températures et de vitesses de rotation pour chacune des turbomachines de manière à déterminer si, d'un point de vue thermodynamique, chacune des turbomachines aurait la capacité de fournir la .. puissance maximale à chaque régime, notamment au décollage ou au régime 0E1.
Lorsqu'il n'est pas possible de conduire la première stratégie sans risquer d'endommager les turbomachines, une deuxième stratégie consiste à effectuer un contrôle EPC au cours d'un vol commercial, par exemple toutes les 25 heures de vol, et de le compléter par des opérations de maintenance spécifiques visant à

détecter d'éventuelles pannes dormantes de certains composants du moteur de l'hélicoptère.
Ces deux stratégies ne sont cependant pas satisfaisantes.
En effet, le contrôle de la vitesse de rotation maximale de chacune des turbomachines nécessite d'être réalisé dans des zones de test dédiées. Or, ces zones de test peuvent être difficilement accessibles par l'opérateur dans sa zone géographique de contrôle aérien.
Par ailleurs, le contrôle EPC est réalisé à un niveau de puissance significativement inférieur à la puissance PMD ce qui accroit l'incertitude quant à la capacité des turbomachines à délivrer la puissance maximale de chaque régime, notamment au décollage et au régime 0E1. 3 It has therefore been necessary to develop strategies to ensure maximum power availability in the 0E1 regime for each of the turbomachinery.
Where possible without causing damage to turbomachines, a first strategy is to perform, during a flight technical, for example every 500 hours of flight, a speed control of maximum rotation of each of the turbomachines. This control of the speed of maximum rotation of the turbomachines is then completed by an EPC check said of power availability (acronym in English terminology of Engine Power Check) made during a commercial flight, for example daily. During this EPC check, one carries out a power given a series of temperature measurements and rotational speeds for each of the turbomachines so as to determine whether, from a point of view thermodynamics, each of the turbomachines would have the capacity to provide the .. maximum power at each speed, including take-off or speed 0E1.
When it is not possible to drive the first strategy without risking to damage the turbomachines, a second strategy is to perform a EPC check during a commercial flight, for example every 25 hours flight, and supplement it with specific maintenance operations aimed at to detect possible dormant failures of certain engine components the helicopter.
These two strategies are not, however, satisfactory.
Indeed, the control of the maximum rotation speed of each of the Turbomachinery requires to be realized in dedicated test areas. Now these test areas may be difficult to access by the operator in his zoned geographical control of air traffic.
In addition, the EPC control is performed at a power level significantly lower than the PMD power which increases the uncertainty about the capacity of the turbomachines to deliver the maximum power of each regime, including take-off and 0E1.

4 Enfin, les opérations de maintenance sont particulièrement délicates et compliquées à mettre en oeuvre, nécessitant notamment un outillage spécifique et un personnel qualifié sans lesquels les risques d'erreur de maintenance sont élevés.
PRESENTATION DE L'INVENTION
La présente invention a pour but de pallier aux problèmes décrits ci-dessus en proposant un procédé de vérification de la disponibilité de la puissance maximale dans le cas où l'une des turbomachines d'un aéronef équipé de deux turbomachines fonctionnant en parallèle est inopérante (régime 0E1), dans lequel la puissance des deux turbomachines est désalignée en vol, l'une des turbomachines étant alors commandée pour fonctionner au régime de puissance maximale au décollage.
Plus précisément, l'invention a pour objet un procédé de vérification de la disponibilité de la puissance maximale en régime 0E1 d'une turbomachine d'un aéronef équipé de deux turbomachines configurées pour fonctionner en parallèle et fournir ensemble une puissance nécessaire à l'aéronef pendant une phase de vol, ledit procédé comprenant les étapes suivantes :
¨ mettre une première des turbomachines à un régime sensiblement égal à un régime de puissance maximale au décollage, et ¨ ajuster une puissance fournie par une deuxième des turbomachines, de sorte que les turbomachines continuent à fournir la puissance nécessaire à l'aéronef pendant la phase de vol, ¨ déterminer une puissance fournie par la turbomachine mise au régime de puissance maximale au décollage, et ¨ traiter la puissance fournie ainsi déterminée pour en déduire une information relative à la puissance maximale disponible.
Un tel procédé présente l'avantage d'utiliser le régime de puissance maximale au décollage (PMD) pour vérifier que la turbomachine peut délivrer la puissance maximale à chaque régime, notamment aux régimes correspondant à
des puissances particulièrement élevées comme le régime OE1. En effet, à ce régime, la turbomachine ne risque pas d'être endommagée, et le niveau de puissance atteint est assez élevé pour limiter les incertitudes quant à la capacité de la turbomachine à atteindre des puissances très élevées.
Préférentiellement, le procédé comprend en outre une étape de 4 Finally, the maintenance operations are particularly delicate and complicated to implement, especially requiring specific tools and qualified personnel without whom the risks of a maintenance error are high.
PRESENTATION OF THE INVENTION
The present invention aims to overcome the problems described above by providing a method of checking the availability of power maximum in the case where one of the turbomachines of an aircraft equipped with two turbomachinery operating in parallel is inoperative (scheme 0E1), in which the power of two turbomachines is misaligned in flight, one of the turbomachines being then commanded to operate at the maximum take-off power regime.
More specifically, the subject of the invention is a method for verifying the availability of the maximum power in the 0E1 regime of a turbomachine of a aircraft equipped with two turbomachines configured to operate in parallel and together provide the necessary power to the aircraft during a phase of flight, said method comprising the following steps:
¨ put a first turbomachines at a rate substantially equal to one maximum power take-off speed, and ¨ adjust a power supplied by a second turbine engine, kind that the turbomachines continue to provide the necessary power to the aircraft during the flight phase, ¨ determine a power supplied by the turbomachine set to maximum take-off power, and ¨ treat the supplied power thus determined to deduce a information on the maximum available power.
Such a method has the advantage of using the power regime maximum takeoff speed (PMD) to verify that the turbomachine can deliver the maximum power at each speed, including the speeds corresponding to particularly high powers like the OE1 regime. Indeed, at this regime, the turbomachine is not likely to be damaged, and the level of achieved power is high enough to limit the uncertainties as to the ability to the turbomachine to reach very high powers.
Preferably, the method further comprises a step of

5 détermination d'une puissance seuil, ladite puissance seuil correspondant à
une puissance minimale à atteindre par la turbomachine mise au régime de puissance maximale au décollage (PMD) en cas de panne de l'autre turbomachine, et une étape de comparaison de la puissance fournie ainsi déterminée à la puissance seuil.
La puissance seuil (P) est par exemple égale à la valeur minimale de puissance déclarée par le constructeur dans les tables de performances servant à
l'équipage pour déterminer les masses embarquables.
Avantageusement, le procédé comprend également les étapes suivantes :
¨ mesurer une température typique de la turbomachine, par exemple la température des gaz entre la turbine haute pression et la turbine basse pression, ladite turbomachine étant mise au régime de puissance maximale au décollage (PMD), et ¨ comparer la température ainsi mesurée à une température seuil prédéterminée, de manière à s'assurer que la température mesurée est inférieure à
la température seuil ; et/ou ¨ mesurer une vitesse de rotation de la turbomachine mise au régime de puissance maximale au décollage, et ¨ comparer la vitesse de rotation ainsi mesurée à une vitesse de rotation seuil prédéterminé, de manière à s'assurer que la vitesse de rotation mesurée est supérieure ou égale à la vitesse de rotation seuil.
La température seuil (Te) est par exemple égale à la valeur minimale de température entre la turbine haute pression du générateur de gaz et la turbine basse pression déclarée par le constructeur dans les tables de performances servant à
l'équipage pour déterminer les masses embarquables. La vitesse de rotation seuil (NGs) est par exemple égale à la valeur minimale de vitesse de rotation nominale 5 determination of a threshold power, said threshold power corresponding to a minimum power to be reached by the turbine engine set to power maximum takeoff speed (PMD) in case of failure of the other turbomachine, and a step of comparing the power supplied thus determined to the power threshold.
The threshold power (P) is for example equal to the minimum value of power declared by the manufacturer in the performance tables serving at the crew to determine the embarkable masses.
Advantageously, the method also comprises the following steps:
Measure a typical temperature of the turbomachine, for example the gas temperature between the high pressure turbine and the low turbine pressure, said turbomachine being set at the maximum power take-off speed (PMD), and ¨ compare the temperature thus measured to a threshold temperature predetermined, so as to ensure that the measured temperature is lower than the threshold temperature; and or Measure a rotational speed of the turbomachine set to maximum take-off power, and ¨ compare the speed of rotation thus measured with a speed of rotation threshold predetermined, so as to ensure that the rotational speed measured is greater than or equal to the threshold rotation speed.
The threshold temperature (Te) is for example equal to the minimum value of temperature between the high pressure turbine of the gas generator and the turbine low pressure declared by the manufacturer in the performance tables serving at the crew to determine the embarkable masses. The speed of rotation threshold (NGs) is for example equal to the minimum value of rotational speed nominal

6 NG des pièces tournantes du générateur de gaz déclarée par le constructeur dans les tables de performances servant à l'équipage pour déterminer les masses embarquables.
Dans une variante de réalisation, le procédé comprend également une étape de détermination d'une puissance de fonctionnement, ladite puissance de fonctionnement correspondant à une puissance minimale garantissant une ré-accélération de la deuxième des turbomachines en cas de panne de la turbomachine mise au régime de puissance maximale au décollage (PMD), et une étape d'ajustement de la puissance de la turbomachines mise au régime de puissance maximale au décollage (PMD) de sorte que la puissance fournie par la deuxième des turbomachines reste supérieure à la puissance de fonctionnement ainsi déterminée.
Par ailleurs, le procédé peut être automatiquement interrompu lorsque l'une au moins des conditions suivantes est remplie :
¨ la vitesse de rotation de l'arbre haute pression est inférieure à une première vitesse de rotation seuil, ¨ la vitesse de rotation de l'arbre basse pression est inférieure à une deuxième vitesse de rotation seuil et supérieure à une troisième vitesse de rotation seuil ¨ une panne est détectée sur l'une des turbomachines.
L'invention a également pour objet un produit programme d'ordinateur comprenant des instructions de code pour l'exécution d'un procédé de vérification de la puissance maximale disponible d'une turbomachine d'un aéronef tel que précédemment décrit lorsque ce programme est exécuté par un processeur.
L'invention a également pour objet un dispositif de contrôle comprenant un calculateur configuré pour mettre en oeuvre un procédé de vérification de la puissance maximale disponible d'une turbomachine d'un aéronef équipé de deux turbomachines destinées à fonctionner en parallèle et à fournir ensemble une 6 NG of the rotating parts of the gas generator declared by the manufacturer in the performance tables used by the crew to determine the masses embeddable.
In an alternative embodiment, the method also comprises a step determining an operating power, said power of operation corresponding to a minimum power guaranteeing a acceleration of the second turbomachines in case of failure of the turbomachine set to maximum power take-off speed (PMD), and a step of adjusting the power of the turbomachines setting to the regime of maximum takeoff power (PMD) so that the power provided by the second turbine engine remains higher than the operating power thus determined.
Moreover, the process can be automatically interrupted when one at least the following conditions are fulfilled:
¨ the rotational speed of the high pressure shaft is less than one first threshold rotation speed, ¨ the speed of rotation of the low pressure shaft is less than one second speed of rotation threshold and greater than a third speed of rotation threshold ¨ a fault is detected on one of the turbomachines.
The invention also relates to a computer program product comprising code instructions for executing a method of verification the maximum available power of a turbomachine of an aircraft such as previously described when this program is executed by a processor.
The subject of the invention is also a control device comprising a computer configured to implement a method of checking the maximum available power of a turbomachine of an aircraft equipped with two turbomachines intended to operate in parallel and to provide together a

7 puissance nécessaire à l'aéronef pendant une phase de vol tel que précédemment décrit, ledit calculateur étant configuré pour mettre en oeuvre les étapes suivantes consistant à :
¨ mettre une première des turbomachines à un régime sensiblement égal à un régime de puissance maximale au décollage, et ¨ ajuster une puissance fournie par une deuxième des turbomachines, de sorte que les turbomachines continuent à fournir la puissance nécessaire à l'aéronef pendant la phase de vol, ¨ déterminer une puissance fournie par la turbomachine mise au régime de puissance maximale au décollage, et ¨ traiter la puissance fournie ainsi déterminée pour en déduire une information relative à la puissance maximale disponible.
L'invention a également pour objet un ensemble comprenant deux turbomachines configurées pour fonctionner en parallèle et fournir ensemble une puissance nécessaire à un aéronef pendant une phase de vol, ledit ensemble étant caractérisé en ce qu'il comprend un dispositif de contrôle tel que précédemment décrit.
L'invention a également pour objet un aéronef comprenant deux turbomachines configurées pour fonctionner en parallèle et fournir ensemble une puissance nécessaire à l'aéronef pendant une phase de vol, ledit aéronef comprenant un calculateur configuré pour mettre en oeuvre un procédé de vérification de la puissance maximale disponible d'une turbomachine d'aéronef tel que précédemment décrit. 7 power required for the aircraft during a flight phase as previously described, said computer being configured to implement the steps following consists in :
¨ put a first turbomachines at a rate substantially equal to one maximum power take-off speed, and ¨ adjust a power supplied by a second turbine engine, kind that the turbomachines continue to provide the necessary power to the aircraft during the flight phase, ¨ determine a power supplied by the turbomachine set to maximum take-off power, and ¨ treat the supplied power thus determined to deduce a information on the maximum available power.
The subject of the invention is also a set comprising two turbomachines configured to operate in parallel and provide together a power required for an aircraft during a flight phase, said set being characterized in that it comprises a control device such that previously described.
The invention also relates to an aircraft comprising two turbomachines configured to operate in parallel and provide together a power required by the aircraft during a flight phase, said aircraft comprising a computer configured to implement a method of verification of the maximum available power of an aircraft turbine engine such than previously described.

8 PRESENTATION DES FIGURES
D'autres caractéristiques, buts et avantages de l'invention ressortiront de la description qui suit, qui est purement illustrative et non limitative, et qui doit être lue en regard des dessins annexés, sur lesquels :
¨ la figure 1 (déjà décrite) est un diagramme illustrant la variation de puissance totale requise en fonction du temps pour mener à bien une mission de récupération de naufragés à l'aide d'un hélicoptère comprenant deux turbomachines ;
¨ la figure 2 est une représentation schématique d'un hélicoptère selon un mode de réalisation de l'invention ;
¨ la figure 3 est une représentation schématique d'un dispositif de contrôle de l'hélicoptère illustré à la figure 2 ;
¨ la figure 4 illustre un procédé de vérification de la puissance maximale disponible d'une turbomachine d'un aéronef selon un mode de réalisation de l'invention.
DESCRIPTION DETAILLEE
La figure 2 montre un aéronef 10, notamment un hélicoptère, comprenant des moyens de mise en oeuvre d'un procédé 100 de vérification de la puissance maximale disponible d'une turbomachine de l'aéronef 10 selon un mode de réalisation de l'invention.
L'hélicoptère 10 est équipé d'une première turbomachine 11 et d'une deuxième turbomachine 12 configurées pour fonctionner en parallèle et fournir ensemble une puissance Pi+2 nécessaire à la phase de vol de l'hélicoptère 10.
Plus précisément, les première et deuxième turbomachines délivrent respectivement une puissance P1 et P2 à une boîte de transmission principale BTP pour que cette dernière transmette la puissance P1+2 à un rotor principal (non représenté) de l'hélicoptère 10.
Chacune des turbomachine 11, 12 comprend d'amont en aval, dans le sens d'écoulement des gaz, une soufflante, un compresseur basse pression, un WO 2018/185408 PRESENTATION OF FIGURES
Other features, purposes and advantages of the invention will emerge from the description which follows, which is purely illustrative and not exhaustive, and must be read with reference to the accompanying drawings, in which:
¨ Figure 1 (already described) is a diagram illustrating the variation of power required total time to carry out a mission of recovery shipwrecked with the aid of a helicopter comprising two turbomachines;
¨ Figure 2 is a schematic representation of a helicopter according to a embodiment of the invention;
¨ Figure 3 is a schematic representation of a control device of the helicopter shown in Figure 2;
¨ Figure 4 illustrates a method of checking the maximum power available from a turbomachine of an aircraft according to an embodiment of the invention.
DETAILED DESCRIPTION
FIG. 2 shows an aircraft 10, in particular a helicopter, comprising means for implementing a method 100 for verifying the power maximum available from a turbomachine of the aircraft 10 according to a mode of embodiment of the invention.
The helicopter 10 is equipped with a first turbomachine 11 and a second turbomachine 12 configured to operate in parallel and provide together a power Pi + 2 necessary for the flight phase of the helicopter 10.
More precisely, the first and second turbomachines respectively deliver a power P1 and P2 to a main gearbox BTP for this last transmits the power P1 + 2 to a main rotor (not shown) of the helicopter 10.
Each of the turbomachines 11, 12 comprises from upstream to downstream, in the direction flow, a blower, a low pressure compressor, a WO 2018/18540

9 PCT/FR2018/050802 compresseur haute pression, une chambre de combustion, une turbine haute pression, une turbine basse pression et une tuyère d'échappement des gaz.
L'hélicoptère 10 est en outre équipé d'un dispositif de contrôle 13 dont la figure 3 est une représentation schématique.
Le dispositif de contrôle 13 comprend un calculateur 14 configuré pour envoyer des instructions de commande à la première turbomachine 11 et à la deuxième turbomachine 12 par l'intermédiaire d'une interface de sortie 15.
Plus précisément, le calculateur 14 est configuré pour mettre en oeuvre les étapes suivantes consistant à :
¨ mettre l'une des turbomachines 11, 12 à un régime sensiblement égal à un régime de puissance PMD (étape 101), et ¨ ajuster la puissance fournie P2, P1 par l'autre des turbomachines 12, 11 (étape 102), de sorte que les turbomachines 11, 12 délivrent la puissance P1+2 nécessaire à l'hélicoptère 10 pendant sa phase de vol, ¨ déterminer la puissance fournie Pl, P2 par la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance maximale au décollage (PMD) (étape 103), et ¨ traiter la puissance fournie Pl, P2 ainsi déterminée pour en déduire une information relative à la puissance maximale disponible (étapes 105, 106).
La puissance Pi+2 est par exemple renseignée au dispositif de contrôle 13, notamment au calculateur 14, par l'intermédiaire d'une interface utilisateur 16 reliée au dispositif de contrôle 13 par une interface d'entrée 17. L'interface utilisateur 16 peut en outre être configurée pour afficher des informations d'état de l'aéronef 10 à
l'attention d'un pilote ou d'un opérateur. Pour cela, l'interface utilisateur 16 est également reliée au dispositif de contrôle 13 par l'interface de sortie 15.
Afin de garantir une ré-accélération rapide en cas de panne de la turbomachine testée (c'est-à-dire la machine qui est amenée au régime de PMD), la puissance de l'autre turbomachine est ajustée suivant le besoin effectif de l'hélicoptère 10 tout en restant supérieure à une valeur minimale de puissance garantissant une telle ré-accélération. Le respect de cette puissance minimale par l'autre turbomachine peut alors empêcher la turbomachine testée d'atteindre la PMD: toutefois, la puissance atteinte par la turbomachine testée reste suffisamment proche de la PMD pour que le contrôle puisse être effectué de manière efficace.

Le dispositif de contrôle 13 peut en outre comprendre:
¨ une mémoire de données 18 dans laquelle sont par exemple préenregistrées une puissance seuil Ps prédéterminée, une température seuil Ts prédéterminée et une vitesse de rotation seuil NG, prédéterminée, lesquelles sont utilisées par le 9 PCT / FR2018 / 050802 high pressure compressor, a combustion chamber, a high turbine pressure, a low pressure turbine and a gas exhaust nozzle.
The helicopter 10 is furthermore equipped with a control device 13 whose Figure 3 is a schematic representation.
The control device 13 comprises a computer 14 configured to send command instructions to the first turbomachine 11 and to the second turbomachine 12 via an output interface 15.
More precisely, the computer 14 is configured to implement the steps following:
Put one of the turbomachines 11, 12 at a speed substantially equal to one PMD power regime (step 101), and ¨ adjust the supplied power P2, P1 by the other of the turbomachines 12, 11 (step 102), so that the turbomachines 11, 12 deliver the power P1 + 2 necessary for the helicopter 10 during its flight phase, ¨ determine the power supplied Pl, P2 by the turbomachine 11, 12 set to maximum take-off power regime (PMD) (step 103), and ¨ treat the supplied power P1, P2 thus determined to deduce a information relating to the maximum power available (steps 105, 106).
The power Pi + 2 is for example supplied to the control device 13, in particular to the computer 14, via a user interface 16 connected to the control device 13 by an input interface 17. The interface user 16 can be further configured to display status information of the aircraft 10 to the attention of a pilot or an operator. For this, the user interface 16 is also connected to the control device 13 by the output interface 15.
In order to guarantee rapid re-acceleration in case of failure of the turbomachine tested (that is to say the machine which is brought to the PMD regime), the power of the other turbomachine is adjusted according to the actual need of the helicopter 10 while remaining above a minimum power value guaranteeing such a re-acceleration. Respect for this minimum power through the other turbomachine can then prevent the turbine engine tested from reaching the PMD: however, the power achieved by the turbomachine tested remains sufficiently close to the PMD so that the check can be carried out efficient manner.

The control device 13 may further comprise:
A data memory 18 in which are for example pre-recorded a predetermined threshold power Ps, a predetermined threshold temperature Ts and a predetermined threshold speed NG, which are used by the

10 calculateur 14 comme cela sera développé dans la suite de la description, ¨ une mémoire de programme 19 dans laquelle est par exemple préenregistré
le procédé 100, et ¨ au moins un bus de communication 20.
Comme indiqué plus haut, la puissance seuil (Ps) est une puissance minimale à atteindre par la turbomachine 11, 12 mise au régime de PMD en cas de panne de l'autre turbomachine. Elle peut par exemple être égale à la valeur minimale de puissance déclarée par le constructeur dans les tables de performances servant à l'équipage pour déterminer les masses embarquables.
La température seuil (Te) est par exemple égale à la valeur minimale de température entre la turbine haute pression du générateur de gaz et la turbine basse pression déclarée par le constructeur dans les tables de performances servant à
l'équipage pour déterminer les masses embarquables.
La vitesse de rotation seuil (NGs) est par exemple égale à la valeur minimale de vitesse de rotation nominale NG des pièces tournantes du générateur de gaz déclarée par le constructeur dans les tables de performances servant à
l'équipage pour déterminer les masses embarquables.
Dans une forme de réalisation, pour traiter la puissance fournie P1, P2 par la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD, le calculateur 14 est également configuré pour comparer la puissance fournie P1, P2 par la turbomachine 10 calculator 14 as will be developed later in the description, A program memory 19 in which is for example pre-recorded the method 100, and ¨ at least one communication bus 20.
As mentioned above, the threshold power (Ps) is a power to be reached by the turbomachine 11, 12 PMD regime in case of failure of the other turbomachine. It can for example be equal to the value minimum power declared by the manufacturer in the tables of performance for the crew to determine the boarding masses.
The threshold temperature (Te) is for example equal to the minimum value of temperature between the high pressure turbine of the gas generator and the turbine low pressure declared by the manufacturer in the performance tables serving at the crew to determine the embarkable masses.
The speed of rotation threshold (NGs) is for example equal to the minimum value nominal rotational speed NG of the rotating parts of the gas generator declared by the manufacturer in the performance tables used to crew to determine the masses embarkable.
In one embodiment, to process the supplied power P1, P2 by the turbomachine 11, 12 PMD power regime, the computer 14 is also configured to compare the supplied power P1, P2 by the turbine engine

11 11, 12 mise au régime de puissance PMD à la puissance seuil Ps, de manière à
s'assurer que la puissance fournie P1, P2 est supérieure ou égale à la puissance seuil P.
Plus précisément, si la puissance fournie P1, P2 par la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD est supérieure ou égale à la puissance seuil Ps, le calculateur 14 est par exemple configuré pour commander à l'interface utilisateur 16 d'informer le pilote ou l'opérateur que la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD peut fournir la puissance seuil P. La puissance seuil Ps correspond donc à une puissance minimale garantie en cas de panne de la turbomachine 12, 11 dont la puissance fournie P2, P1 est ajustée. Dans le cas contraire, c'est-à-dire si la puissance fournie P1, P2 est inférieure à la puissance seuil Ps, le calculateur 14 peut également être configuré pour commander à l'interface utilisateur 16 d'informer le pilote ou l'opérateur que la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD ne peut pas fournir la puissance minimale garantie et qu'il existe un danger en cas de panne de la turbomachine 12, 11 dont la puissance fournie P2, P1 a été
ajustée.
Pour que le calculateur 14 puisse déterminer la puissance fournie P1, P2 par les turbomachines 11, 12, chacune des turbomachines 11, 12 comprend par exemple un dispositif de mesure 21, 22 relié au dispositif de contrôle 13 par l'interface d'entrée 17 et comprenant :
¨ un premier capteur 23, 24 configuré pour mesurer un couple Ci, 02 fourni par la turbomachine 11, 12, et ¨ un deuxième capteur 25, 26 configuré pour mesurer une vitesse de rotation NGi, NG2 de la turbomachine 11, 12.
La mesure des couples Ci et 02 peut par exemple être réalisée en sortie de chaque turbomachine 11, 12, c'est-à-dire au niveau de leur arbre intermédiaire d'entrée de la boîte de transmission.
Le calculateur 14 est alors configuré pour calculer la puissance fournie P1, P2 par la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD à partir des 11 11, 12 PMD power regime at the threshold power Ps, so as to ensure that the supplied power P1, P2 is greater than or equal to power threshold P.
More precisely, if the power supplied P1, P2 by the turbomachine 11, 12 PMD power rating is greater than or equal to the threshold power Ps the computer 14 is for example configured to control the interface user 16 to inform the pilot or the operator that the turbomachine 11, 12 regime of PMD power can provide the threshold power P. The threshold power Ps matches therefore at a guaranteed minimum power in the event of failure of the turbomachine 12, 11 whose supplied power P2, P1 is adjusted. If not, is it to say if the supplied power P1, P2 is lower than the threshold power Ps, the calculator 14 can also be configured to control the user interface 16 inform the pilot or the operator that the turbomachine 11, 12 put in the regime of power PMD can not provide guaranteed minimum power and there is a danger in case of failure of the turbomachine 12, 11 whose power output P2, P1 has been adjusted.
So that the computer 14 can determine the power supplied P1, P2 by the turbomachines 11, 12, each of the turbomachines 11, 12 comprises by example a measuring device 21, 22 connected to the control device 13 by the input interface 17 and comprising:
A first sensor 23, configured to measure a pair Ci, 02 provided through the turbomachine 11, 12, and A second sensor 25, 26 configured to measure a rotational speed NGi, NG2 of the turbomachine 11, 12.
The measurement of the pairs Ci and 02 can for example be performed at the output of each turbomachine 11, 12, that is to say at their intermediate shaft input of the gearbox.
The computer 14 is then configured to calculate the power supplied P1, P2 by the turbomachine 11, 12 PMD power regime from the

12 mesures de couple Ci, 02 et de vitesse de rotation NGi, NG2 effectuées par les premier et deuxième capteurs 23 à 26.
Dans un mode de réalisation, le calculateur 14 peut également être configuré
pour comparer une température Ti, T2 mesurée entre la turbine haute pression et la turbine basse pression de la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD à la température seuil Ts, de manière à s'assurer que la température Ti, mesurée est inférieure à la température seuil Ts (étapes 108 à 110).
Plus précisément, si la température Ti, T2 ainsi mesurée dans la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD est inférieure à la température seuil Ts, le calculateur 14 est par exemple configuré pour commander à l'interface utilisateur 16 d'informer le pilote ou l'opérateur que la température Ti, T2 ne dépasse pas la température seuil Ts, c'est-à-dire qu'il n'y a pas de surchauffe de la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD, lorsque cette dernière est à la vitesse de rotation maximale correspondant au régime de puissance PMD (étape 109).
Dans le cas contraire, c'est-à-dire si la température Ti, T2 mesurée de la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD est supérieure ou égale à
la température seuil Ts, le calculateur 14 peut également être configuré pour commander à l'interface utilisateur 16 d'informer le pilote ou l'opérateur que la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD surchauffe à ce régime et qu'il existe un danger en cas de panne de la turbomachine 12, 11 dont la puissance fournie P2, P1 a été ajustée (étape 110).
Pour mesurer la température Ti, T2 des turbomachines 11, 12, le dispositif de mesure 21, 22 de chacune des turbomachines 11, 12 comprend par exemple un troisième capteur 27, 28 configuré pour mesurer la température Ti, T2 entre la turbine haute pression et la turbine basse pression de la turbomachine 11, 12.
Dans un mode de réalisation, le calculateur 14 peut également être configuré
pour comparer une vitesse de rotation NGi, NG2 mesurée de la turbomachine 11, 12 torque measurements Ci, 02 and rotation speed NGi, NG2 performed by the first and second sensors 23 to 26.
In one embodiment, the computer 14 can also be configured to compare a temperature T1, T2 measured between the high pressure turbine and the low-pressure turbine of the turbomachine 11, 12 set to power PMD at the threshold temperature Ts, so as to ensure that the temperature Ti, measured is lower than the threshold temperature Ts (steps 108 to 110).
More precisely, if the temperature Ti, T2 thus measured in the turbomachine 11, 12 PMD power regime is lower than the threshold temperature Ts, the computer 14 is for example configured for order at the user interface 16 to inform the pilot or the operator that the Ti temperature, T2 does not exceed the threshold temperature Ts, that is, there is no overheated of the turbomachine 11, 12 to power regime PMD, when this last is at the maximum speed of rotation corresponding to the PMD power (step 109).
In the opposite case, that is to say if the measured temperature Ti, T2 of the turbomachine 11, 12 PMD power regime is greater than or equal to the threshold temperature Ts, the computer 14 can also be configured to command at the user interface 16 to inform the pilot or operator that the turbomachine 11, 12 PMD power regime overheating at this regime and that there is a danger in case of failure of the turbomachine 12, 11 whose power provided P2, P1 was adjusted (step 110).
To measure the temperature Ti, T2 of the turbomachines 11, 12, the device of measurement 21, 22 of each of the turbomachines 11, 12 comprises for example a third sensor 27, 28 configured to measure the temperature T1, T2 between the high pressure turbine and the low pressure turbine of the turbomachine 11, 12.
In one embodiment, the computer 14 can also be configured to compare a measured speed of rotation NGi, NG2 of the turbomachine 11,

13 12 mise au régime de puissance PMD à la vitesse de rotation seuil NGs, de manière à s'assurer que la vitesse de rotation NGi, NG2 mesurée est supérieure ou égale à
la vitesse de rotation seuil NG, (étapes 111-114).
Plus précisément, si la vitesse de rotation NGi, NG2 de la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD est supérieure ou égale à la vitesse de rotation seuil NGs, le calculateur 14 est par exemple configuré pour commander à
l'interface utilisateur 16 d'informer le pilote ou l'opérateur que la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD peut atteindre la vitesse de rotation seuil NGs, lorsque cette dernière est à la température maximale correspondant au régime de puissance PMD (étape 113).
Dans le cas contraire, c'est-à-dire si la vitesse de rotation NGi, NG2 de la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD est inférieure à la vitesse de rotation seuil NGs, le calculateur 14 peut également être configuré pour commander à l'interface utilisateur 16 d'informer le pilote ou l'opérateur que la vitesse de rotation NGi, NG2 de la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD est limitée par la température maximale correspondant au régime de puissance PMD et qu'il existe un danger en cas de panne de la turbomachine 12, 11 dont la puissance fournie P2, P1 a été ajustée (étape 114).
Pour mesurer la vitesse de rotation NGi, NG2 des turbomachines 11, 12, le dispositif de mesure 21, 22 de chacune des turbomachines 11, 12 comprend par exemple le deuxième capteur 25, 26 précédemment décrit.
Dans un mode de réalisation, le procédé 100 de vérification est automatiquement interrompu lorsque l'une au moins des trois conditions suivantes est remplie :
¨ la vitesse de rotation Ni de l'arbre haute pression est inférieure à une vitesse de rotation seuil N1, ¨ la vitesse de rotation N2 de l'arbre basse pression est inférieure à une vitesse de rotation seuil N1si et supérieure à une vitesse de rotation seuil N1si et/ou 13 12 PMD power regime at NGs threshold speed, of way to ensure that the rotational speed NGi, NG2 measured is greater than or equal to the threshold rotation speed NG, (steps 111-114).
More precisely, if the rotation speed NGi, NG2 of the turbomachine 11, 12 PMD power rating is greater than or equal to the speed of rotation threshold NGs, the computer 14 is for example configured to control at the user interface 16 to inform the pilot or the operator that the turbomachine 11, 12 power setting PMD can reach threshold rotation speed NGs, when the latter is at the maximum temperature corresponding to diet of PMD power (step 113).
In the opposite case, that is to say if the speed of rotation NGi, NG2 of the turbomachine 11, 12 PMD power regime is lower than the speed rotation threshold NGs, the computer 14 can also be configured to command at the user interface 16 to inform the pilot or operator that the speed of rotation NGi, NG2 of the turbomachine 11, 12 PMD power is limited by the maximum temperature corresponding to the regime of PMD power and that there is a danger in case of failure of the turbomachine 12, 11 whose supplied power P2, P1 has been adjusted (step 114).
To measure the rotation speed NGi, NG2 of the turbomachines 11, 12, the measuring device 21, 22 of each of the turbomachines 11, 12 comprises by example the second sensor 25, 26 previously described.
In one embodiment, the verification method 100 is automatically interrupted when at least one of the three conditions following is fulfilled:
¨ the rotational speed Ni of the high pressure shaft is less than one speed threshold rotation N1, ¨ the rotation speed N2 of the low pressure shaft is less than one speed threshold rotation N1si and greater than a threshold rotation speed N1si and or

14 ¨ une panne est détectée sur l'une des turbomachines 11, 12 (régime 0E1).
La figure 4 montre un procédé 100 de vérification de la puissance maximale disponible de l'une des turbomachines 11, 12 de l'hélicoptère 10.
Le procédé 100 est par exemple lancé par le pilote ou l'opérateur par l'intermédiaire de l'interface utilisateur 16.
De préférence, le procédé 100 est réalisé lors de chaque vol pour chacune des turbomachines 11, 12. En d'autres termes, on vérifie de préférence à
chaque vol la puissance maximale que peut fournir chacune des turbomachines 11, 12.
Par ailleurs, le procédé 100 est de préférence réalisé pendant une phase de vol au cours de laquelle l'effet d'une panne de l'une ou l'autre des turbomachines 11, 12 serait minimal, par exemple au cours d'une phase de croisière, à
proximité
d'une surface de déroutement.
Le procédé 100 comprend les étapes suivantes :
¨ mettre l'une des turbomachines 11, 12 au régime de puissance PMD (101), et ¨ ajuster la puissance fournie P2, P1 par l'autre des turbomachines 12, 11 (102), de sorte que les turbomachines 11, 12 délivrent la puissance Pi+2 nécessaire à

l'hélicoptère 10 pendant sa phase de vol.
¨ déterminer une puissance fournie P 1 , P2 par la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance maximale au décollage (PMD) (103), et ¨ traiter la puissance fournie P 1 , P2 ainsi déterminée pour en déduire une information relative à la puissance maximale disponible (104).
De préférence, l'étape 104 de traitement est réalisée par comparaison de la puissance fournie P1, P2 ainsi déterminée à la puissance seuil Ps, de manière à
s'assurer que la puissance fournie P1, P2 est supérieure ou égale à la puissance seuil P.

Le cas échéant, la puissance de l'autre turbomachine 12, 11 est ajustée suivant le besoin effectif de l'hélicoptère tout en restant supérieure à une valeur minimale de puissance garantissant une telle ré-accélération.
Puis, si la puissance fournie P1, P2 par la turbomachine 11,12 mise au régime 5 de puissance PMD est supérieure ou égale à la puissance seuil Ps, le procédé 100 comprend par exemple une étape 105 au cours de laquelle le pilote ou l'opérateur est informé que la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD peut fournir la puissance minimale garantie.
Dans le cas contraire, c'est-à-dire si la puissance fournie P1, P2 par la 10 turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD est inférieure à la puissance seuil Ps, le procédé 100 comprend par exemple une étape 106 au cours de laquelle le pilote ou l'opérateur est informé que la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD ne peut pas fournir la puissance minimale garantie et qu'il existe un danger en cas de panne de la turbomachine 12, 11 dont la puissance 14 A failure is detected on one of the turbomachines 11, 12 (regime 0E1).
FIG. 4 shows a method 100 for checking the maximum power available from one of the turbomachines 11, 12 of the helicopter 10.
The method 100 is for example launched by the pilot or the operator by through the user interface 16.
Preferably, the method 100 is carried out during each flight for each turbomachines 11, 12. In other words, it is preferably each the maximum power that each turbine engine 11, 12 can provide.
Moreover, the method 100 is preferably carried out during a phase of flight during which the effect of a failure of one or other of the turbomachinery 11, 12 would be minimal, for example during a cruise phase, at proximity a diversion surface.
The method 100 comprises the following steps:
Put one of the turbomachines 11, 12 at the PMD power regime (101), and ¨ adjust the supplied power P2, P1 by the other of the turbomachines 12, 11 (102) so that the turbomachines 11, 12 deliver the power Pi + 2 necessary to the helicopter 10 during its flight phase.
¨ determine a power output P 1, P2 by the turbomachine 11, 12 set to maximum take-off power (PMD) regime (103), and ¨ treat the supplied power P 1, P2 thus determined to deduce therefrom a information on the maximum available power (104).
Preferably, the treatment step 104 is carried out by comparing the power supplied P1, P2 thus determined at the threshold power Ps, so at ensure that the supplied power P1, P2 is greater than or equal to power threshold P.

If necessary, the power of the other turbomachine 12, 11 is adjusted according to the actual need of the helicopter while remaining greater than one value minimum power guaranteeing such a re-acceleration.
Then, if the power supplied P1, P2 by the turbomachine 11,12 setting to the scheme 5 PMD power is greater than or equal to the threshold power Ps, the process 100 for example includes a step 105 during which the pilot or the operator is informed that the turbomachine 11, 12 powering PMD power can provide the minimum guaranteed power.
In the opposite case, that is to say if the power supplied P1, P2 by the 10 turbomachine 11, 12 PMD power regime is lower than the threshold power Ps, the method 100 comprises for example a step 106 during of which the pilot or the operator is informed that the turbomachine 11, 12 set PMD power scheme can not provide guaranteed minimum power and that there is a danger in case of failure of the turbomachine 12, 11 whose power

15 fournie P2, P1 a été ajustée.
La puissance fournie P1, P2 par la turbomachine 11, 12 mis au régime de puissance PMD est par exemple déterminée au cours des étapes suivantes consistant à :
¨ mesurer le couple Ci, C2 fourni par la turbomachine 11, 12;
¨ mesurer la vitesse de rotation NGi, NG2 de la turbomachine 11, 12 et ¨ calculer la puissance fournie P1, P2 par la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD à partir des mesures de couple Ci, 02 et de vitesse de rotation NGi, NG2 précédemment réalisées.
Le procédé 100 peut également comprendre les étapes suivantes :
¨ mesurer la température T1, T2 entre la turbine haute pression et la turbine basse pression de la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD
(107), et Provided P2, P1 was adjusted.
The power supplied P1, P2 by the turbomachine 11, 12 set to PMD power is for example determined during the following steps consists in :
¨ measuring the torque Ci, C2 provided by the turbomachine 11, 12;
¨ measure the rotation speed NGi, NG2 of the turbomachine 11, 12 and ¨ calculate the power supplied P1, P2 by the turbomachine 11, 12 set to PMD power regime from the torque measurements Ci, 02 and speed of rotation NGi, NG2 previously performed.
The method 100 may also include the following steps:
¨ measure the temperature T1, T2 between the high pressure turbine and the turbine low pressure of the turbomachine 11, 12 power ramp PMD
(107) and

16 ¨ comparer la température T1, T2 ainsi mesurée à la température seuil Ts, de manière à s'assurer que la température T1, T2 mesurée est inférieure à la température seuil Ts (108).
Puis, si la température T1, T2 par la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD est inférieure à la température seuil Ts, le procédé 100 comprend par exemple une étape 109 au cours de laquelle le pilote ou l'opérateur est informé
qu'il n'y a pas de surchauffe de la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD, lorsque cette dernière est à la vitesse de rotation maximale correspondant au régime de puissance PMD.
Dans le cas contraire, c'est-à-dire si la température T1, T2 par la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD est inférieure à la température seuil Ts, le procédé 100 comprend par exemple une étape 110 au cours de laquelle le pilote ou l'opérateur est informé que la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD surchauffe à ce régime et qu'il existe un danger en cas de panne de la turbomachine 12, 11 dont la puissance fournie P2, P1 a été
ajustée.
Le procédé 100 peut également comprend les étapes suivantes:
¨ mesurer 111 la vitesse de rotation NGi, NG2de la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD, et ¨ comparer 112 la vitesse de rotation NGi, NG2 ainsi mesurée à la vitesse de rotation seuil NGs, de manière à s'assurer que la vitesse de rotation NGi, NG2 mesurée est supérieure ou égale à la vitesse de rotation seuil NGs.
Puis, si la vitesse de rotation NGi, NG2 de la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD est supérieure ou égale à la vitesse de rotation seuil NGs, le procédé 100 comprend par exemple une étape 113 au cours de laquelle le pilote ou l'opérateur est informé que la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD peut atteindre la vitesse de rotation seuil NGs, lorsque cette dernière est à la température maximale correspondant au régime de puissance PMD. 16 ¨ compare the temperature T1, T2 thus measured at the threshold temperature Ts, of to ensure that the measured T1, T2 temperature is lower than the threshold temperature Ts (108).
Then, if the temperature T1, T2 by the turbomachine 11, 12 set to PMD power is below the threshold temperature Ts, the method 100 comprises for example a step 109 during which the pilot or operator is informed that there is no overheating of the turbomachine 11, 12 setting to the regime of power PMD, when the latter is at maximum speed corresponding to PMD power regime.
In the opposite case, that is to say if the temperature T1, T2 by the turbomachine 11, 12 PMD power regime is lower than the threshold temperature Ts, the method 100 comprises for example a step 110 at course of which the pilot or the operator is informed that the turbomachine 11, 12 set PMD power regime overheats at this regime and that there is a danger in case of failure of the turbomachine 12, 11 whose power output P2, P1 has been adjusted.
The method 100 may also include the following steps:
¨ measure 111 the speed of rotation NGi, NG2 of the turbomachine 11, 12 setting at the PMD power regime, and ¨ compare 112 the speed of rotation NGi, NG2 thus measured at the speed of rotation threshold NGs, so as to ensure that the rotation speed NGi, NG2 measured is greater than or equal to the threshold rotation speed NGs.
Then, if the rotation speed NGi, NG2 of the turbomachine 11, 12 set to PMD power regime is greater than or equal to threshold rotation speed NGs, the method 100 comprises for example a step 113 during which the pilot or the operator is informed that the turbomachine 11, 12 setting to the scheme PMD power can reach the speed of rotation threshold NGs, when this last is at the maximum temperature corresponding to the power regime PMD.

17 Dans le cas contraire, c'est-à-dire si la vitesse de rotation NGi, NG2 est inférieure à la vitesse de rotation seuil NGs, le procédé 100 comprend par exemple une étape 114 au cours de laquelle le pilote ou l'opérateur est informé que la vitesse de rotation NGi, NG2 de la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD
est limitée par la température maximale correspondant au régime de puissance PMD et qu'il existe un danger en cas de panne de la turbomachine 12, 11 dont la puissance fournie P2, P1 a été ajustée.
L'hélicoptère 10 et le procédé 100 décrits ci-dessus permettent de s'assurer que chacune des turbomachines 11, 12 peut délivrer la puissance maximale à
chaque régime, notamment aux régimes correspondant à des puissances particulièrement élevées comme au décollage (puissance PMD) ou au régime OEI.
En particulier, le fait d'utiliser le régime de puissance PMD pour vérifier la puissance maximale disponible de chaque turbomachine 11, 12 est particulièrement avantageux dans la mesure où à ce régime le niveau de puissance fourni par la turbomachine 11, 12 ne risque pas de l'endommager.
Le fait d'utiliser le régime de puissance PMD pour vérifier la puissance maximale disponible de chaque turbomachine 11, 12 présente en outre les avantages de:
¨ précipiter des pannes dormantes ou latentes des turbomachines 11, 12 ou du circuit carburant moteur (encrassement, érosion, corrosion, fluage, touches, vibrations, fissuration, colmatages, fuites, etc.), ¨ réduire la durée d'exposition aux pannes dormantes, notamment lorsque le procédé 100 est réalisé à chaque vol pour chacune des turbomachines 11, 12, ¨ provoquer une éventuelle défaillance de la turbomachine 11, 12 mise au régime de puissance PMD dans des conditions de vol, notamment en phase de croisière, dans des conditions où les conséquences d'une telle défaillance sont minimisées. En effet, en cas de défaillance de l'une des turbomachines 11, 12, l'autre des turbomachines 12, 11 sera moins sollicitée en phase de croisière que 17 In the opposite case, that is to say if the speed of rotation NGi, NG2 is less than the threshold rotation speed NGs, the method 100 comprises by example a step 114 during which the pilot or the operator is informed that the speed of rotation NGi, NG2 of the turbomachine 11, 12 to power regime PMD
is limited by the maximum temperature corresponding to the power regime PMD and that there is a danger in case of failure of the turbomachine 12, 11 of which the supplied power P2, P1 has been adjusted.
The helicopter 10 and method 100 described above make it possible to ensure that each of the turbomachines 11, 12 can deliver the maximum power to each regime, in particular to schemes corresponding to powers particularly high take-off (PMD power) or OEI.
In particular, using the PMD power regime to verify the maximum available power of each turbomachine 11, 12 is particularly advantageous in so far as the power level provided by the turbomachine 11, 12 will not damage it.
Using the PMD power regime to check the power maximum available from each turbomachine 11, 12 furthermore presents the benefits of:
¨ precipitating dormant or latent failures of turbomachines 11, 12 or engine fuel system (fouling, erosion, corrosion, creep, keys, vibration, cracking, clogging, leakage, etc.), ¨ reduce the duration of exposure to dormant breakdowns, in particular when the method 100 is performed at each flight for each of the turbomachines 11, 12, ¨ cause a possible failure of the turbomachine 11, 12 set to PMD power regime under flight conditions, particularly during the flight phase.
cruise, in conditions where the consequences of such a failure are minimized. Indeed, in case of failure of one of the turbomachines 11, 12, the other of the turbomachines 12, 11 will be less solicited during the cruise phase than

18 dans une autre phase de vol, ce qui limite les risques d'effets en cascade, c'est-à-dire la perte de l'une des turbomachines 11, 12, puis de l'autre des turbomachines 12, 11, ¨ éviter les opérations de maintenance et donc les interventions humaines sur les turbomachines 11, 12 qui peuvent elles-mêmes générer de nouveaux risques, ¨ pouvoir être complété par un contrôle EPC connu, ¨ permettre l'application du procédé de vérification 100 sur tout type de vol, et en particulier un vol commercial, l'hélicoptère 10 n'étant pas en vol monomoteur, ¨ garantir une durée de redémarrage suffisamment courte pour la turbomachine qui n'est pas testée quelles que soient les conditions de vol, afin d'assurer un atterrissage aisé de l'hélicoptère en régime OEL
Les données de la turbomachine 11, 12 récoltées au cours du procédé 100 peuvent en outre être stockées dans la mémoire de données 18 en vue d'être analysées au sol de manière à déterminer si la turbomachine 11, 12 peut continuer ou non à être utilisée. Les résultats de ces analyses permettent par exemple de mieux garantir la disponibilité de puissance maximale de la turbomachine 11, 12 à
chaque régime pour les prochains vols.
Enfin, le procédé 100 présente également l'avantage de pouvoir être réalisé
sur n'importe quel type de vol (commercial ou technique) et de ne pas perturber ce dernier que ce soit en termes de vitesses, d'altitude, etc. 18 in another phase of flight, which limits the risks of effects in cascade, that is say the loss of one of the turbomachines 11, 12, then the other of the turbomachinery 12, 11, ¨ avoid maintenance operations and therefore human interventions sure turbomachines 11, 12 which can themselves generate new risks, ¨ can be completed by a known EPC check, ¨ allow the application of the verification process 100 on any type of shutter in particular a commercial flight, the helicopter 10 not being in flight single-engine, ¨ guarantee a sufficiently short restart time for the turbomachine that is not tested regardless of the flight conditions, to to ensure an easy landing of the helicopter under OEL regime The data of the turbomachine 11, 12 harvested during the process 100 can furthermore be stored in the data memory 18 in order to be analyzed on the ground so as to determine whether the turbomachine 11, 12 can Carry on or not to be used. The results of these analyzes allow for example of better to guarantee the maximum power availability of the turbomachine 11, 12 to each scheme for the next flights.
Finally, the method 100 also has the advantage of being able to be realized on any type of flight (commercial or technical) and not disrupt that last in terms of speed, altitude, etc.

Claims

19

1. A method (100) for verifying the maximum available power of a turbomachine (11, 12) of an aircraft (10) equipped with two turbomachines (11, 12) configured to operate in parallel and together provide power required (P1 + 2) to the aircraft during a flight phase, said method being characterized in that it comprises the following steps:
Putting (101) a first turbine engine (11, 12) in a regime substantially equal to a maximum take-off power (MPD) regime, and ¨ adjust (102) a supplied power (P2, P1) by a second of turbomachines (12, 11), so that the turbomachines (11, 12) continue to provide the power required (P1,2) for the aircraft during the flight phase, ¨ determine (103) a power supplied (P1, P2) by the turbomachine (11, 12) maximum take-off power (PMD), and ¨ treat (104) the supplied power (Pi, P2) thus determined to be deduct information on the maximum available power.

The method (100) of claim 1 comprising the steps additional following:
¨ determine a threshold power (Ps), said corresponding threshold power at a minimum power to be reached by the turbomachine (11, 12) of maximum takeoff power (PMD) in case of failure of the other turbomachine (12, 11), Compare (104) the supplied power (P1, P2) thus determined at the power threshold (P).

3. Method (100) according to one of claims 1 or 2, wherein the turbine engine (11, 12) setting to maximum take-off power (PMD) regime includes a high pressure turbine and a low pressure turbine, the process (100) comprising the following steps:
¨ measuring (107) a temperature of the gases between the high pressure turbine and the low-pressure turbine (T1, T2) of the turbomachine (11, 12) set to maximum takeoff power (PMD), and ¨ compare (108) the temperature (T1, T2) thus measured at a temperature threshold (Ts) predetermined, so as to ensure that the temperature (T1, T2) measured is lower than the threshold temperature (Ts).

4. Method (100) according to one of claims 1 to 3, comprising the steps following:
¨ measuring (111) a rotation speed (NG1, NG2) of the turbomachine (11, 12) maximum take-off power (PMD) regime, and ¨ compare (112) the rotational speed (NG1, NG2) thus measured with a speed threshold rotation (NGs), so as to ensure that the speed of rotation (NG1, NG2) measured is greater than or equal to rotational speed threshold (NGs).

5. Method (100) according to one of claims 1 to 4, further comprising the following steps :
¨ determine an operating power, said power of operation corresponding to a minimum power guaranteeing a acceleration of the second turbomachine (12, 11) in the event of failure of the turbomachine (11, 12) operating at maximum take-off power (PMD) speed, and ¨ adjust the power of the turbomachines (11, 12) set to maximum takeoff power (PMD) so that the power provided by the second turbine engine (12, 11) remains greater than the power of operation thus determined.

The method (100) according to one of claims 1 to 5, wherein the turbine engine (11, 12) setting to maximum take-off power (PMD) regime includes a high pressure shaft and a low pressure shaft, and wherein the method (100) is automatically interrupted when at least one of the following conditions is fulfilled:
¨ the rotational speed of the high pressure shaft is less than one first threshold rotation speed, ¨ the speed of rotation of the low pressure shaft is less than one second speed of rotation threshold and greater than a third speed of rotation threshold ¨ a failure is detected on one of the turbomachines (11, 12).

7. Computer program product including code instructions for performing a method (100) for verifying the maximum power available a turbomachine (11, 12) of an aircraft (10) according to any one of Claims 1 to 6 when this program is executed by a processor.

8. Control device (13) comprising a computer (14), characterized in that what the computer is configured to implement a method (100) of verification the maximum available power of a turbomachine (11, 12) of an aircraft (10) equipped with two turbomachines (11, 12) intended to operate in parallel and at together supply a necessary power (P1,2) to the aircraft (10) during a flight phase according to any one of claims 1 to 6, said calculator (14) being configured to implement the following steps:
Putting (101) a first turbomachine (11, 12) at a substantially equal to a maximum take-off power (PMD) regime, ¨ adjust (102) a supplied power (P2, P1) by a second turbine engine (12, 11), so that the turbomachines (11, 12) continue to provide a power required (P1,2) to the aircraft (10) during a flight phase.

¨ determine (103) a power supplied (P1, P2) by the turbomachine (11, 12) maximum take-off power (PMD), and ¨ treat (104) the power supplied (P1, P2) thus determined to deduct information on the maximum available power.

9. An assembly comprising two turbomachines (11, 12) configured to function in parallel and together provide a necessary power (P1 + 2) to an aircraft (10) during a flight phase, said set being characterized in that includes a control device (13) according to claim 8.

10. Aircraft (10) comprising two turbomachines (11, 12) configured to operate in parallel and together provide the necessary power (P1 + 2) to the aircraft (10) during a flight phase, said aircraft being characterized in that it comprises a calculator (14) configured to implement the method of verification of the maximum available power of an aircraft turbine engine according to any one of claims 1 to 6.